Техника и вооружение 2001 05-06

Ракета УР-500 была выполнена в двухступенчатом варианте. Первая ступень ракеты состояла из центрального блока диаметром 4100 мм и шести боковых блоков диаметром 1600 мм, размещаемых вокруг центрального блока. Каждый боковой блок имел в своем составе двигатель с реактивной тягой 150 т, Вторая ступень состояла из одного блока такого же диаметра, как и центральный блок первой ступени. Ракета заправлялась на стартовом комплексе агрессивными компонентами топлива, где окислителем был азотный тетраоксид, а горючим – несимметричный диметилгидразин (НДМГ). Стартовый вес ракеты составлял около 600 т, а полезный груз, выводимый на орбиту полета, – 14 т". (Корнеев Н.М., Неустроев В.Н. Генеральный конструктор, академик Владимир Павлович Бармин. Основные этапы жизни и деятельности. М., 1999. С. 100).

Расчеты показали, что при заданных параметрах габаритные размеры корпуса первой ступени не позволят осуществлять его перевозку железнодорожным транспортом. Заказчик же настаивал на том, что перевозка должна осуществляться только по железной дороге. Тогда Челомей принял решение о разработке уникального проекта: баки с горючим первой ступени пристыковывались к баку окислителя, образуя своеобразную пакетную схему. Такая компоновка устроила военных и была принята за основу.

"После сборки максимальный поперечный размер первой ступени равен 7,4 м… Вторая ступень диаметром 4,1 м и длиной 9,62 м имела общую моноблочную схему с хвостовым отсеком, баковый отсек с совмещенным днищем и приборный отсек. Общая длина собранной ракеты-носителя без полезной нагрузки равнялась 30,68 м, а масса сухой ракеты-носителя УР-500 равнялась 12,2 т. Нагрузка размещалась внутри обтекателя диаметром 4,1 м. Суммарная длина ракеты с полезной нагрузкой равнялась 37 м. Таким образом, ракета-носитель УР-500 была тяжелее любого варианта РН, созданной к тому времени на базе ракеты Р-7". (ЛеонтенковА.А., Васильев Г.Ю., Кондаков В. И. и др. ЦКБТМ 50 лет. Наземное оборудование/ Под. ред. докт. техн. наук профессора В.Н.Кобелева. М., 1997. С. 67). Разработка двигателя первой ступени ракеты начата по постановлению правительства от 26 мая 1962 года. Первая ступень ракеты оснащена шестью однокамерными маршевыми ЖРД РД-253 общей тягой у земли 882 тс. Двигатели разработаны в ОКБ-456 (с 1966 года – КБ Энергомаш) под руководством Валентина Глушко. Для второй ступени в КБ химавтоматики под руководством Семена Косберга разработаны маршевые двигатели РД-0210 и РД-0211. Компоненты топлива маршевых ЖРД – азотный тетраоксид и НДМГ. Космическая ракета-носитель УР-500К оснащалась третьей ступенью с двигателем РД-0212, разработанным под руководством Косберга.

"В конструкции двигателя первой ступени УР-500 Гпушко решил реализовать свои взгляды на ЖРД начала шестидесятых годов: мощный однокамерный двигатель тягой не менее 100 тс, работающий по схеме с дожиганием генераторного газа, что позволяет поднять давление в камере сгорания до 150 атм и обеспечить на компонентах AT + НДМГ удельный импульс тяги у Земли не менее 285 кгс с/кг. Эти предложения были приняты ОКБ Челомея, ив 1961 году (постановление правительства вышло в 1962 году – прим. авт.) была начата разработка двигателя РД-253". (Однажды и навсегда… Документы и люди о создателе ракетных двигателей и космических систем академике Валентине Петровиче Глушко. – М.: Машиностроение, 1998. С. 531).

Первое огневое испытание двигателя РД-253 было проведено в ноябре 1962 года. В 1963 году конструкторская документация была передана в Камский филиал ОКБ-456 – на Пермский моторостроительный завод N9 19 (позже переименован в Пермский моторостроительный завод имени Я.М.Свердлова).

Постановлением правительства от 29 апреля 1962 года общее руководство разработкой стартового и технического комплексов для МБР УР-500 возложено на ГСКБ Спецмаш, возглавляемое Владимиром Барминым.

"Впервые наземный стартовый комплекс был предложен по схеме, в которой на двух одинаковых пусковых установках (ПУ), удаленных друг от друга на расстояние 600 м, было рационально размещено большое количество агрегатов и систем для проведения подготовки к пуску и пуска ракеты. В группе сооружений, находящихся между ними, размещены технологические и технические системы, обеспечивающие выполнение работ на обеих ПУ. Взаимные расстояния между ПУ и сооружениями были выбраны с учетом защиты их от возможного аварийного взрыва ракеты". (Корнеев Н.М., Неустроев В.Н. Генеральный конструктор, академик Владимир Павлович Бармин. Основные этапы жизни и деятельности. М., 1999. С. 107). Предусматривалось создание как наземного, так и шахтного вариантов стартовых комплексов. В дальнейшем работы по шахтному стартовому комплексу были прекращены.

Технический комплекс подготовки ракеты разработан в Филиале № 2 ОКБ- 52 под руководством главного конструктора Владимира Барышева. Оборудование, созданное для подготовки УР-500 на техническом комплексе, обеспечивало разгрузку блоков в монтажно-испытательном комплексе, проведение пневмо- испытаний, сборку ракеты-носителя, комплекс электрических проверок и пристыковку полезной нагрузки. Для сборки пакета УР-500 был разработан уникальный стапель. После завершения комплексных проверок ракета перегружалась на транспортно-установочный агрегат и транспортировалась на стартовый комплекс.

Установщик стационарного типа 8У260 и агрегаты обслуживания 8Т135 разработаны в ЦКБ ТМ под руководством Николая Кривошеина.

В начале 1964 года были начаты работы по монтажу технологического оборудования наземного стартового комплекса на Байконуре. Первый пуск ракеты с использованием наземного оборудования состоялся 15 мая 1964 года.

Проект межконтинентальной баллистической ракеты УР-500 был прекращен в 1964 году.

На основе проекта двухступенчатой МБР УР-500 была создана двухступенчатая космическая ракета-носитель, позже – трехступенчатая космическая ракета-носитель УР-500К (8К82К). Так как во время испытаний были запущены космические аппараты "Протон", то за двухступенчатой ракетой-носителем закрепилось название "Протон", за трехступенчатой – "Протон-К". Конструкция была удачной. После прекращения программы "Энергия-Буран" эта ракета оказалась единственной космической ракетой-носителем тяжелого класса.

Н-1. 11А52

В 1960-е годы в СССР разрабатывались три проекта так называемых сверхтяжелых ракет – Н-1 в ОКБ-1 (с 1966 года – ЦКБ экспериментального машиностроения) под руководством Сергея Королева, Р-56 в ОКБ-586 (с 1966 года – КБ "Южное") под руководством Михаила Янгеля и УР-700 в ОКБ-52 (с 1965 года – ЦКБ машиностроения) под руководством Владимира Челомея. Долгое время считалось, что все три проекта были космическими, ракеты-носители предназначались для доставки автоматических аппаратов или пилотируемых кораблей на поверхность Луны. Последние исследования позволяют говорить о том, что в конструкторских бюро первоначально разрабатывались проекты боевых вариантов двух из этих ракет.

По свидетельству очевидцев, замысел сверхтяжелой трехступенчатой ракеты Н-1 возник у Сергея Королева в 1956 году. В различных источниках название расшифровывается как "Носитель-1" и как "Наука-1". 15 июля 1957 года первые предложения по ракете были представлены Королевым Совету главных конструкторов. 23 июня 1960 года вышло первое постановление правительства о создании ракеты. 13 мая 1961 года и 13 апреля 1962 года подписаны второе и третье постановления правительства, в которых уточнялись задачи и сроки проектирования.

"Проект сверхмощной боевой ракеты (подчеркнуто мною – прим. авт.) на компонентах кислород + керосин в ОКБ Королева постепенно перерос в проект космической ракеты для экспедиции двух человек на Луну". (Однажды и навсегда… Документы и люди о создателе ракетных двигателей и космических систем академике Валентине Петровиче Глушко. – М.: Машиностроение, 1998. С. 530). Эскизный проект предусматривал создание трехступенчатой ракеты стартовой массой около 2 200 тонн, оснащенной кислородно-керосиновыми двигателями. Ракета должна была выводить на околоземную орбиту 75 тонн полезного груза. Предполагалась установка на первую ступень двадцати четырех ЖРД, на вторую ступень восьми ЖРД, на третью ступень – четырех ЖРД.

24 сентября 1962 года вышло очередное Постановление ЦК КПСС и Совета Министров СССР о разработке тяжелой ракеты-носителя для доставки пилотируемого корабля на поверхность Луны с последующим возвращением на Землю. Стартовая масса ракеты была увеличена до 2 400 тонн. Создание маршевых двигателей всех трех ступеней поручено ОКБ-276, возглавляемому Николаем Кузнецовым. В 1962 году Кузнецов приступил к разработке двигателя НК-15.

3 августа 1964 года постановлением правительства было предусмотрено завершение разработки ракеты в 1967 году к 50-летию Октября. Для осуществления лунной экспедиции потребовалось увеличить грузоподьемность ракеты до 95 тонн. В 1965 году было принято решение о размещении на первой ступени не двадцати четырех, а тридцати двигателей. Стартовая масса была вновь увеличена.

В окончательном варианте комплекс Н-1 – Л-3 был оснащен двигателями:

блок А (первая ступень) – 30 ЖРД НК- 15 (24 по периферии и 6 в центре) тягой у Земли 147 тс, разработанный в ОКБ Николая Кузнецова (позже двигатель модифицирован в многоразовый НК-33), блок Б (вторая ступень) – 8 ЖРД НК- 15В, разработанный в ОКБ Николая Кузнецова (позже двигатель модифицирован в многоразовый НК-43),

блок В (третья ступень) – 4 двигателя НК-9В (НК-19, разработанный в ОКБ Николая Кузнецова (позже двигатель модифицирован в многоразовый НК-31 или НК-39),